天宫一号频繁轨控条件下快速测定轨精度及策略分析

2016年,中国将要执行空间站与货运飞船的快速交会对接试验,该试验要求飞船起飞后6 h完成与空间站的交会对接。工程实践中需要对飞船进行多次远导控制,其间留给快速定轨的数据时长最少可能只有5 min,这对短弧定轨精度提出了较高要求。利用天宫一号在轨运行期间实测数据开展了快速测定轨试验,试验频繁轨控条件下5 min数据时长的快速测定轨精度。试验结果表明,不同条件下短弧定轨精度差异较大,这为快速交会对接试验带来了较大风险。为了提高短弧定轨精度,制定了利用轨控前后数据联合解算轨控从而增加定轨数据弧段的方法提高短弧定轨精度的定轨策略。分析结果表明,该定轨策略有效提高了短弧定轨精度,可满足快速交会对接试验轨道维持控制要求。     

CE-2小行星探测试验轨道快速重建研究

"嫦娥二号"实施小行星探测试验,与小行星交会时卫星距离地球约700万km,此飞行阶段卫星定轨计算精度非常依赖于测轨数据的弧长。卫星最后两次轨道修正只有13天时间,而实现小行星拍照试验指标要求轨道精度优于15km。如何利用有限的测轨数据实现高精度定轨是小行星探测试验必须解决的重要问题。针对控后跟踪弧段有限的特点,以10月9日控后飞行阶段为分析对象,设计了不同的定轨策略,并比较定轨计算的精度。计算结果表明,融合轨控前后的测轨数据开展定轨计算,可以有效提升定轨计算精度。利用控前1个月和控后10天的测轨数据进行定轨计算与控后6周数据定轨计算精度相当。     

导航卫星的短弧运动学定轨

导航卫星在姿轨控和轨道恢复期间,由于观测数据有限,传统的统计定轨理论难以实现导航卫星精密定轨。本文尝试采用一种不依赖轨道动力学的、新的运动学定轨方法来处理短弧和复杂动力学过程中的定轨,提出了基于多项式拟合的短弧运动学定轨算法,并提出2种不同的实现方案。该算法充分利用了高采样率的测轨数据,减少了结果的噪声,其优点在于不需要长时间累积测轨数据,可以实现近实时快速计算,克服了动力学法定轨发散和单点定位无法获得卫星速度信息等不足。对COMPASS M-01导航卫星实测数据的处理表明,10min左右短弧运动学定轨的位置精度可以优于10m,速度精度优于4cm/s,满足了短弧跟踪条件下RDSS对卫星轨道精度的要求,实现了短弧跟踪条件下卫星精密定轨,但从轨道预报精度来看,该方法仅仅适用于短期预报。     

空间交会对接调相轨道误差特性分析

分析空间交会对接目标航天器和飞船的轨道特性,针对同一发射地点先后发射两个航天器进行交会对接的方式,开展目标航天器调相轨道特性研究,并在.轨道预报相位误差特性分析的基础上,讨论目标航天器调相变轨策略和轨道预报精度需求。针对空间交会对接地面导引段开展飞船轨道特性研究,在霍曼转移轨道特性分析基础上.讨论一般转移轨道特性,分析飞船地面导引段终点状态对转移轨道的影响,并结合地面导引段研究轨道设计要素与飞船地面导引段终点状态的关系,分析轨控误差和预报误差对地面导引误差的影响。     

USB与VLBI联合确定“探测一号”卫星轨道

我国绕月探测工程“嫦娥一号”卫星将以统一S波段(USB)为主,辅以甚长基线干涉仪(VLB I)测轨分系统来完成测控任务。由于“探测一号”卫星轨道与“嫦娥一号”调相轨道段相似,有关单位于2005年3月17日—20日进行了USB和VLB I联合跟踪“探测一号”试验。通过对联合测轨数据的处理,研究了USB—VLB I联合定轨方法,分析了联合定轨和预报精度,得出了一些结论。     

环月快速交会调相策略设计与任务分析

针对未来载人登月任务中登月前环月轨道交会对接与组装问题,基于我国现有近地两天交会对接飞行方案,设计了环月轨道一天快速降轨交会任务的调相变轨方案,采用四脉冲修正特殊点变轨算法进行求解。分析了快速交会的调相终端控制精度、最优初始相位角范围等任务特性参数,给出了满足调相段终端控制精度所需要的定轨精度,分析了环月轨道倾角、调相段终端瞄准相对状态和调相时间对最优初始相位角范围和变轨总速度增量的影响规律。仿真结果表明,实施环月快速交会任务,要求追踪器与目标器的定轨精度均较高,但追踪器的最优初始相位角范围较大。     

中继卫星系统对用户航天器快速测定轨能力分析简

针对快速交会对接方案提出的航天器两圈实现变轨的可行性,使用太阳活动平静期的用户航天器四程测距数据,并结合中继卫星观测模型设计磁暴期航天器仿真测距数据,使用动力学定轨方法进行计算分析,论证了中继卫星系统对用户航天器的快速测定轨能力,解算出的航天器轨道根数精度为快速交会对接机精度分析提供了参考.     

MISI90大气密度模型在定轨中的参数输入方式探讨

大气密度模型对以载人飞船为代表的低轨航天器精密定轨及轨道预报有很大影响。在载人航天工程中使用的大气密度模型对于地磁指数和太阳辐射流量的输入有两种方式,即输入固定值和输入分段值。利用MSIS90模型,通过天宫一号目标飞行器的轨道数据分析对比了不同参数输入方式,不同数据长度以及不同地磁指数对定轨和轨道预报的影响。结果表明,数据弧段短且地磁变化不大时,输入固定值的方式获得的轨道预报精度较高;长弧段定轨和长期轨道预报的场合下输入分段值的方式预报精度高,稳定性好,适用范围广,操作更简单。     

嫦娥二号再拓展试验测定轨精度研究

基于＂嫦娥二号＂卫星再拓展试验的设计轨道,研究各种摄动力对轨道确定精度的影响,得出的结论是：若要达到km量级的轨道确定精度,必须考虑除天王星和海王星之外所有大行星以及日月的质点引力。文章进一步利用数值分析法研究再拓展任务的轨道确定精度,分析结果表明：基于目前的测控条件,使用30 d以上的测轨弧段可以得到稳定可靠的轨道解,而短弧（小于20 d）稳定轨道的获取需要VLBI（甚长基线干涉）测轨数据支持;当＂嫦娥二号＂距离地球700万km时,测控精度可优于30 km;虽然每天测轨弧段的增加可以改善轨道精度,但是当增加到8 h以上时,定轨精度将不再有明显改善。     

卫星定轨综述

对卫星定轨中的热点问题作一综述,内容包括短弧定轨和长弧精密定轨。对于短弧定轨(通常指初轨),不仅从原理上分析其关键之处,还介绍如何将适用于无摄运动的特殊定轨方法推广用于同时考虑各种摄动的受摄运动,并可同时适用于圆锥曲线的各种情况：变化的椭圆轨道、抛物线轨道和双曲线轨道,后者在深空探测器的运动过程中将会遇到。对于长弧精密定轨,阐述当今提高精密定轨精度的力模型补偿问题以及几何定轨的提法,天地基网联合定轨和星-星相对测量的自主定轨问题。     

月球重力场模型精度比较研究

从阶方差、谱域分析以及大地水准面自由空气重力异常3个方面分析了月球重力场模型LP150Q,LP165P与SGM150各自的特点及差异,研究结果表明,SGM150重力场在中高阶项上得到了明显改善,在远月面可以发现明显的重力异常正负交替的现象。另外,对"嫦娥二号"变轨试验期间的测轨数据进行了轨道解算和预报,比较不同重力场模型的精度影响,发现基于SGM150模型的解算结果优于基于LP150Q和LP165P的,在定轨弧段内有10m量级的精度提升,可用于高精度的月球探测器精密定轨。     

中继卫星系统对用户航天器快速测定轨能力分析

针对快速交会对接方案提出的航天器两圈实现变轨的可行性,使用太阳活动平静期的用户航天器四程测距数据,并结合中继卫星观测模型设计磁暴期航天器仿真测距数据,使用动力学定轨方法进行计算分析,论证了中继卫星系统对用户航天器的快速测定轨能力,解算出的航天器轨道根数精度为快速交会对接机精度分析提供了参考。     

交会对接期间空间环境参数使用策略初探

交会对接前,飞船需要进行6次变轨来调整其与目标飞行器的位置,此过程为远距离导引段。在此期间,飞船测控弧段比较短,限制了使用空间环境参数解算大气阻力系数Cd值的精确性。为此制定的新策略采用两目标协同辨识空间环境参数定轨的方法,以追踪飞行器为基准,两个目标采用相同的定轨弧段和空间环境参数,发现分析结果与神舟八号、神舟九号在任务中计算的远距离导引相对精度相比提高了1个量级;并将该方法应用于神舟十号交会对接任务中,结果表明该策略是正确可行的。     

基于中继测量的环月探测器定轨能力分析

嫦娥四号月球探测拟首次实现月球背面的软着陆,测控与数传依赖地月L2平动点的中继卫星,并有望获取四程测量与星间测量数据。对基于中继测量的环月探测器测定轨能力进行了仿真分析,结果表明,中继卫星可较好地实现环月探测器连续跟踪;在定轨能力方面,中继卫星自身轨道精度是制约环月探测器定轨精度的重要因素,当跟踪弧段达到5h以上时,定轨精度趋于稳定,但轨道精度较中继卫星的轨道精度相差1个量级;对于星间链路测量,除中继卫星自身的轨道精度外,星钟的稳定性是制约定轨精度的另一个重要因素,如果辅助以每天1h的地基跟踪亦可实现优于百m的定轨精度。     

轨控标定方法研究及在交会对接中的应用简

在航天测控任务中,对轨控效果进行标定并合理利用可以实现更为精准的轨道控制目标.提出一种用虚拟等效推力来替代姿态偏差所带来的影响,利用控前控后精密轨道同时标定轨控执行过程轨道切向、径向、法向三方向速度增量的方法,介绍该方法在我国交会对接任务中的应用情况,及其标定结果对定轨精度的敏感程度,试图在理论上进一步说明利用精密轨道进行轨控标定的可行性.     

动量轮卸载对环月卫星SMART-1轨道的影响和定轨策略

动量轮卸载是卫星进行姿态控制的一种常用手段。通过对欧空局（ESA）首颗环月卫星SMART-1测轨资料的分析,计算了动量轮卸载对卫星轨道的影响,特别讨论了在动量轮卸载的精确信息未知时提高卫星定轨和预报精度的策略。计算表明,2006年5月29日至6月2日期间,SMART-1多达19次的动量轮卸载过程使得其轨道位置变化达到3km。如果不考虑动量轮卸载的影响,定轨结果相比于ESA重建轨道的位置误差最大可达742m。本文利用分段常数的经验加速度模型来模制动量轮卸载产生的小推力。计算表明,即使动量轮卸载的精确信息未知,采用该方法也可显著提高定轨和预报精度,定轨位置误差最大下降到246m。计算还表明,经验加速度的合理选择（周期性、常数或线性经验加速度）决定定轨精度的改善程度。考虑到我国的首颗探月卫星“嫦娥一号”也将采用动量轮卸载的方式进行姿态控制,本文的结论对我国的探月工程有一定的借鉴意义。     

轨道机动模型在低轨航天器定轨中的应用研究

现代航天任务中,各类航天器由于工作的需要必须进行适时的变轨或进行其它轨道机动.由于这些轨道机动的动作导致前后数据不能有效的拟合,降低了定轨精度.为此,建立了适用于各类航天器轨道机动的动力学模型,通过运用测轨数据使用数值积分方法求解各类模型参数,着重探讨近地航天器的轨道机动的影响,并主要使用GPS导航定位数据分析其精度,实现了轨控参数的求解标定,同时提高了短弧段的定轨能力和预报精度.     

交会对接任务轨道控制规划设计与实施简

针对我国空间交会对接轨道控制规划技术,研究了轨道交会优化、应急轨道控制、安全轨道防护和发射窗口规划等一系列关键问题.设计了全寿命周期交会对接任务轨道控制规划方案,从目标飞行器发射到飞船返回,对轨道控制进行了全程协同、全局优化.设计了相位、高度、圆化度多目标融合控制算法;建立了规划变量对远距离导引终点六自由度的独立控制方程;设计了标称整体规划与动态逐级规划相结合的多模式规划策略;基于导引终点整体调整和局部调整的方式,实现了正常和应急条件下天地导引交接点的动态规划;提出了基于飞行控制过程建模的导引终点精度分析方法,确定了地面导引向自主导引切换的关键判据;建立了多约束交会对接发射窗口模型,构建了多任务多年度发射窗口集合.交会对接轨道控制规划技术成功应用于神舟八号、神舟九号和神舟十号交会对接任务.     

影响奔月飞行器定轨精度的误差源分析

以探月工程为背景,讨论在现有测控网分布、观测弧段以及尽可能接近真实情况的误差源等前提下,利用仿真模拟方法对影响奔月飞行器定轨精度的误差源进行分析。重点考察了观测量精度、初始时刻先验轨道误差、测量船点位误差以及观测资料类型等对奔月飞行器定轨精度的影响。结果表明提高观测量精度和减小测量船点位误差将有助于提高定轨精度,以及采用USB测距、测速和VLBI时延、时延率联合定轨能够提高定轨和轨道预报精度。     

轨控标定方法研究及在交会对接中的应用

在航天测控任务中,对轨控效果进行标定并合理利用可以实现更为精准的轨道控制目标。提出一种用虚拟等效推力来替代姿态偏差所带来的影响,利用控前控后精密轨道同时标定轨控执行过程轨道切向、径向、法向三方向速度增量的方法,介绍该方法在我国交会对接任务中的应用情况,及其标定结果对定轨精度的敏感程度,试图在理论上进一步说明利用精密轨道进行轨控标定的可行性。